Российская лунная экспедиция

[Андрюха]

А это что еще придумали?
"Методика увеличения выводимой массы полезной нагрузки за счет гарантийных
запасов топлива последней ступени ракеты-носителя"

[Bell]

за счет гарантийных запасов топлива последней ступени ракеты-носителя

За счет СНИЖЕНИЯ гарантийных
запасов

Например, если снизить гарантийные запасы в АО ПТК НП на 5 т, то его можно будет выводить не Ангарой, а РН среднего класса.

[Андрюха]

за счет гарантийных запасов топлива последней ступени ракеты-носителя

За счет СНИЖЕНИЯ гарантийных
запасов

Например, если снизить гарантийные запасы в АО ПТК НП на 5 т, то его можно будет выводить не Ангарой, а РН среднего класса.

Там же указано: выделил жирным
Это должен быть доклад на предстоящих Королевских чтениях...

[Bell]

за счет гарантийных запасов топлива последней ступени ракеты-носителя

За счет СНИЖЕНИЯ гарантийных
запасов

Например, если снизить гарантийные запасы в АО ПТК НП на 5 т, то его можно будет выводить не Ангарой, а РН среднего класса.

Там же указано: выделил жирным
Это должен быть доклад на предстоящих Королевских чтениях...

Гарантийный запас именно и делается на последних ступенях. Он гарантирует выведение при недоборе ХС первыми ступенями.

а тут, похоже, гарантийные предлагают превратить в рабочие.

[Андрюха]

Высота выведения 135 км на незамкнутый эллипс с перигеем минус 200 км и апогеем 200 км.

А на какую орбиту выведение будет более затратным для самой РН при прочих равных: -200/200 или -800/200 км? 
И высота выведения для второго случая будет другой?

[Дмитрий В.]

Высота выведения 135 км на незамкнутый эллипс с перигеем минус 200 км и апогеем 200 км.

А на какую орбиту выведение будет более затратным для самой РН при прочих равных: -200/200 или -800/200 км?
И высота выведения для второго случая будет другой?

Это оптимизационная задача. Если рассчитывается траектория уже спроектированной РН, то целевая функция - масса ПН на опорной или целевой орбите, а параметры - высота перигея, высота выведения и параметры программы тангажа. На минимальную высоту выведения может накладываться ограничение из каких-либо соображений.

[Туман Андромедов]

А на какую орбиту выведение будет более затратным для самой РН при прочих равных: -200/200 или -800/200 км? 
И высота выведения для второго случая будет другой?

А что понимается под "затратами"? Ракете всё равно. Количество топлива будет сожжено одинаковое. Траектории полёта ракеты, и соответственно тангажные  программы будут разными, чтобы в одни и те же районы падения попасть. 
А высота точки выведения, в большинстве случаев, смысла не имеет. Получают заданную истинную аномалию точки выведения, то есть нужное время для полёта до апогея. 
Пример: СТК с водородным разгонным блоком выводили на -200 х 200 в такое место  чтобы для включения разгонного блока на довыведение ( выгодно делать в районе апогея, тоже оптимизируемый параметр, зависит, в том числе и от длительности включения) прошла подготовка водородного блока длительностью несколько минут.
В случае -800 х 200 был керосиновый РТБ, его сразу привозили почти в апогей. Собственно, там краевые условия не высоты перигея/апогея  а высота апогея/истинная аномалия, ну или угол наклона вектора скорости к горизонту, что одно и тоже.

[Bell]

А это что еще придумали?
"Методика увеличения выводимой массы полезной нагрузки за счет гарантийных
запасов топлива последней ступени ракеты-носителя"

Так что там у них, кстати?

[Андрюха]

А это что еще придумали?
"Методика увеличения выводимой массы полезной нагрузки за счет гарантийных
запасов топлива последней ступени ракеты-носителя"

Так что там у них, кстати?

Так не знаю...почему и спрашивал

[Bell]

Право, Андрюша, я же не у тебя спрашивал )))

[Буцетам]

Например, если снизить гарантийные запасы в АО ПТК НП на 5 т, то его можно будет выводить не Ангарой, а РН среднего класса.

ПТК НП вообще не нужен, это кусок коричневого чугуна. А летать на куске чугуна себе может позволить только государство-супертяж с супертяжем.
Россия же не является государством-супертяжем и никогда уже им не станет (Россия - подразвалившаяся империя чуть "тяжелее" Британии, а империи обратно не собираются). И супертяжа у России никогда не будет, будет максимум 40-тонник.
Так что для России единственный путь - масштабировать ПТК  НП до объёма 5м3, экипажа 2 чел и до массы 5т. Это будет корабль для Луны, многоразовый. На него навешивается или взлётно-посадочная платформа со стороны теплового щита (сухая масса 1т) или жилой модуль со стороны люка (масса 1,5т), или и то и другое.
Вот и весь разговор. Только этого же никогда не будет, решают-то за всех некомпетентные деды с ВОООТ такой ГОРДОСТЬЮ ЗА...а значит и Луну русский космонавт никогда не увидит.

[спец]

На всякий случай скажу, что масса Союза 7300. В трехместном варианте. Надо 2? Ну выкиньте 100кг. Вот только для Луны СОЖа поболе понадобится, да и топлива в ПАО, так что 5 тонн вызывают ну очень большие сомнения.

[спец]

а значит и Луну русский космонавт никогда не увидит.

С этим согласен.

[Bell]

Вам собственные оценки РККЭ 15-летней давности сообщить или на слово поверите? Тогда хватало.

Зы. 20-летней, блин (((
Как время летит, да...

[спец]

А чё там,в оценке-то? Интересно.

[спец]

Уважаемый Белл, увидит-то или нет? Помня Ваш вопрос в теме космонавтов. Там где Бурчуладзе, остальных 3х не помню.

[спец]

Вот же - https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2695776

[Буцетам]

На всякий случай скажу, что масса Союза 7300. В трехместном варианте. Надо 2? Ну выкиньте 100кг. Вот только для Луны СОЖа поболе понадобится, да и топлива в ПАО, так что 5 тонн вызывают ну очень большие сомнения.

Ну я сам считал примерную массу pressure vessel-ов на такой объём, у меня получалось килограмм 800. Ну это конечно просто бочка, без всей обвязки и наружной оболочки (теплозащита боковая хотя бы). У Дракона сухая маса 3800кг, а объём там 10,4 м3. Это грузовой Дракон. 
В общем, че хочу сказать, сделать капсулу 5т при объёме 5м3 это не какая-то там композитная задача, алюминия достаточно

[cross-track]

На всякий случай скажу, что масса Союза 7300. В трехместном варианте. Надо 2? Ну выкиньте 100кг. Вот только для Луны СОЖа поболе понадобится, да и топлива в ПАО, так что 5 тонн вызывают ну очень большие сомнения.

Ну я сам считал примерную массу pressure vessel-ов на такой объём, у меня получалось килограмм 800. Ну это конечно просто бочка, без всей обвязки и наружной оболочки (теплозащита боковая хотя бы). У Дракона сухая маса 3800кг, а объём там 10,4 м3. Это грузовой Дракон.
В общем, че хочу сказать, сделать капсулу 5т при объёме 5м3 это не какая-то там композитная задача, алюминия достаточно

У пилотируемого Дракона жилой объем 9.3 м3.

[Raul]

Луну русский космонавт никогда не увидит

Насчет увидеть - этот как раз не проблема. Даже не будучи космонавтом Потрогать хотелось бы.

Про русских космонавтов - понятно, что не скоро... Но как американские астронавты, например - они когда на Луне будут? Или "сначала на Марсе"?